长征四号系列运载火箭技术发展综述.pdf

第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）长征四号系列运载火箭技术发展综述汪轶俊1，仓飚1，梁艳迁2，史会涛2，古艳峰2，金益辉2，王玉平2（1.上海航天技术研究院，上海 201109；2.上海宇航系统工程研究所，上海 201109）摘要:长征四号系列运载火箭是我国长征系列火箭家族的重要成员，承担并完成了多项国家重点任务，具有性能优异、性价比高、任务适应性强的特点。对 3个关键阶段和 3个版本长四火箭的研制历史、关键技术、任务拓展能力等进行综合阐述，归纳关键技术攻关、演变规律和后续发展方向，提出对运载火箭后续发展的一般启示。关键词:运载火箭；长征四号；技术发展综述中图分类号:V 448.2 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.001Development and expectation of Long March-4 overall technical schemeWANG Yijun1，CANG Biao1，LIANG Yanqian2，SHI Huitao2，GU Yanfeng2，JIN Yihui2，WANG Yuping2（1.Shanghai Academy of Spaceflight Technology，Shanghai 201109，China；2.Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201109，China）Abstract:Long March 4 series launch vehicles are the most important members of the Chinese Long March family.LM-4 has carried out numerous important satellite projects in China，which are characterized by their excellent performance，high-cost efficiency and strong mission adaptability.This paper has described the process of development，key technology，and mission expansion capabilities of the 3 phases and the 3 releases of LM-4，and has summarized the key technical research，evolution rules and subsequent development directions of LM-4，thus presenting general enlightenment for the development of subsequent launch vehicles.Key words:Launch Vehicle；Long March 4；Technology development review0引言 长征四号系列运载火箭由“长征四号”（CZ-4）、“长征四号甲”（CZ-4A）、“长征四号乙”（CZ-4B）、“长征四号丙”（CZ-4C）火箭1组成。CZ-4为三级常规运载火箭，1978 年开始研制，作为发射地球同步轨道卫星的运载火箭的另一方案，1982 年停止研制。在此基础上转入研制 CZ-4A 火箭2，用于发射太阳同步轨道卫星，1988年 9月 7日首飞成功，1991年停止使用。1989 年 2 月在 CZ-4A 基础上，又研制了 CZ-4B 火箭，可发射质量更重、包络尺寸更大的对地观察应用卫星，1999年 5月 10日首飞成功。为适应发射卫星的需求，1999年 3月，在 CZ-4B火箭的基础上开始研制 CZ-4C 火箭，三级具有两次起动能力，运载能力大幅增加，2006年 4月 27日，首发火箭获得圆满成功。截至 2023 年 4 月底，长四系列运载火箭共完成99次发射，成功 96次。具备在酒泉、太原、西昌 3个内陆发射场执行任务的能力，在长征系列火箭总发射量中，占比约 20%。可承担太阳同步轨道、近地圆轨道、地球同步转移轨道、地月转移轨道等多类型发射任务，除常规状态进行单星发射外，也可进行多星发射、星座组网和补网发射3。长征四号运载火箭外形如图 1所示。1技术发展历程概述 长四系列运载火箭的技术发展历程大致可以分为 3个阶段。第 1阶段的研制要求始于 20世纪 70收稿日期：20230525；修回日期：20230620作者简介：汪轶俊（1977），男，硕士，研究员，主要从事运载火箭总体设计及相关领域研究。1第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）年代末的新长征三号，在同时满足地球同步转移轨道 1 250 kg 和太阳同步轨道 1 650 kg（900 km）运载能力的需求下，上海航天技术研究院（以下简称“八院”）新研制了三级薄壁共底贮箱、常规推进剂高空发动机和全程定压力输送系统等；同时针对发射太阳同步轨道卫星的需求，在数字化姿态控制系统上进一步优化了制导方案，满足了风云一号卫星的轨道倾角偏差要求。20世纪 80年代末，长征四号甲运载火箭圆满完成了两发风云一号卫星的发射任务，创造了首发一次成功的记录，确保了长征四号甲运载 火箭型号的诞生，这一阶段可称之为长四火箭1.0版。第 2阶段在 20世纪 90年代初，随着航天卫星技术发展和发射需求的增加，长四系列火箭迎来了新一个阶段的技术改进，在进一步提高任务适应性的前提下，各系统都开展了相应的改进。总体不断完善整流罩型谱和火箭构型，满足从单星到双星、三星的发射需求；三级发动机完成二次启动研制工作，中高轨运载能力显著提高；控制系统完成从平台到平台/捷联再到双捷联的改进，系统可靠性显著提升；地面测发控实现远程一体化测发，极大提升了工作效率。在此基础上研制的 CZ-4B 和 CZ-4C 火箭，满足了我国 95%以上太阳同步轨道卫星的发射能力需求。至 2016 年完成型号五十发飞行试验，这一阶段为长四火箭 2.0版。第 3 阶段从 2017 年开始，为进一步提升型号在高可靠、满足高密度研制发射的需求，八院启动了3.0版的长四研制工作。通过结构减重、发动机比冲提高等挖潜措施4，运载能力提升 5%10%，具备了地月转移轨道（Lunar Transfer Orbit，LTO）等深空轨道发射能力。通过去任务化设计，满足发射前4 个月任务调整能力5；通过电气系统冗余改进工作，基本消除了电气系统级单点，元器件级单点数量减少 85%；通过三级发动机可靠性、三级数字化增压、密封形式改进等动力系统可靠性专项提升工程，完成姿控发动机偏航冗余改进设计，火箭测试、飞行过程动力系统可靠、稳定；通过流程再造、建立专业化测发队伍等工作，单发火箭总装、总测和发射场工作流程时间压缩 30%以上；地面测发控利用网络集群等技术实现了通用化测发。截至 2023 年以发射量超过年均 10 次的连续高密度完成第二个“五十发”飞行试验，这一阶段为长四火箭 3.0 版。长四系列运载火箭主要技术状态见表 1。2总体技术方案与技术创新 2.1长四系列火箭 V1.0阶段CZ-4（A）火箭一二级在风暴一号（FB-1）两级火箭基础上改进研制，一级四机切摆，单台推力增大，一级贮箱增长，增设尾翼。新研制三子级，采用单层薄壁共底贮箱，配置 2台双向摇摆发动机，研制平推分离的整流罩，三级增压输送系统采用主、副路全程常温氦气定压力值增压方案，配置末速修正和姿控发动机。控制系统采用平台-计算机方案，时序系统采用机电式程序指令配电器，在箭载计算机驱动后发出时序指令，采用摄动制导，实现对关机特征量的控制6-8。CZ-4（A）火箭研制过程中先后完成了大直径整流罩研制、单层薄壁共底贮箱焊接、三级刚晃交耦、一级三级发动机研制、双向摇摆伺服通道交耦等一系列技术攻关。通过级间比、一级推力、结构载荷和 单 机 小 型 化 等 状 态 优 化 设 计。CZ-4（A）火 箭2900整流罩分离试验如图 2所示。图 3为 CZ-4（A）火箭首飞成功。2.1.1三级共底贮箱为了减重、减小体积，三级贮箱采用了共底结构，三级推进剂贮箱为共底贮箱，前箱为燃料箱，后箱为氧化剂箱，共底凸面朝向燃料箱。箱体长度为1 920 mm，理论直径为 2 900 mm，结构质量约为571 kg。箱底均为椭球型面，长短轴之比为 1.6。前图 1长征四号运载火箭外形Fig.1Configurationof LM-42第 40 卷 2023 年第 s1 期汪轶俊，等：长征四号系列运载火箭技术发展综述箱内装有“米”字型及“十”字型隔板，两种隔板通过1 块圆板连接成一体，后箱内装由“十”字型隔板和小隔板组合件，箱内还装有扇形防晃板、防漩装置及增压溢出管等。如图 4所示。箱体总装完毕后需进行液压强度和气密性检查。在逐级加压和逐级卸压过程中，要严格保证后箱压力大于前箱压力，并且压差在 0.060.18 MPa之间。用单层共底将偏二甲肼和四氧化二氮隔开，因此对共底的气密性提出了严格要求。在贮箱生产过程中，在常规气密性检查之后，还需用氦质谱检漏设备对共底进行气密性检测，要求单个漏孔的泄漏率不超过 1.3310-4Pa L/s，总泄漏率不超过1.3310-3Pa L/s9。2.1.2三级定压力增压三级增压系统采用新研制的全程氦气定压力值增压方案。系统采用冗余设计，设主、副两路增压。副路既能补充增压，又能在主路发生故障时维图 3CZ-4（A）火箭首飞成功Fig.3Maiden flight success of LM-4（A）表 1长四系列运载火箭主要技术状态Tab1Mainly Status of the Long March 4 series Launch Vehicle项目型号时间历程飞行次数总体状态运载能力结构系统动力系统电气系统地面测发控可靠性（置信度 0.7）发射场周期年发射数量V1.0CZ-4、CZ-4A197919922发一种直径整流罩，单星，一种构型适应太原发射场SSO：1 650 kg（900 km）GTO：1250 kg三级共底贮箱，手工焊接为主三级全程氦气定压力增压，一级YF-21B，三级 YF-40发动机单平台系统，数字化姿态控制系统P波段，地基测控自动化测试系统 CAMAC0.9（分配值）0.86/0.88（评估值）8860天/150人2发V2.0CZ-4B、CZ-4C1993201650发四种直径整流罩，单星/双星/三星，7种构型，适应酒泉、太原发射场SSO：2 850 kg（700 km）GTO：1 250 kg贮箱焊接自动化为主.复合材料支撑舱三级 YF-40A/B发动机，姿控发动机 FY-82C/82C(B)从平台到平台+捷联S波段测量系统一体化测发系统 VXI0.92（分配值）0.945（评估值）6025天/13085人46发V3.0CZ-4B、CZ-4C201799发五种直径整流罩，单星/双星/三星，9种构型，去任务化设计，周期 4个月，适应酒泉、太原、西昌发射场SSO：3 000 kg（700 km）GTO：1 350 kgLTO：600 kg舱段去任务化，全复合材料整流罩三级数字化增压，三级 YF-40C/D发动机，姿控发动机 FY-82D/82E双捷联到单十表状态，锂电池，全自主对准数字化测量系统，天基测控，图像系统一体化测发系统 PXI0.945（分配值）0.955（评估值）2015天/65人专职测发，1015发图 2CZ-4（A）火箭 2900整流罩分离试验Fig.22900 Fairing separation testof LM-4（A）3第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）持正常增压，还能充分利用气瓶中的氦气，通过系统优化设计同时实现了先进、经济、可靠的目标。主路增压在发动机启动前定时打开主电动气活门，氦气瓶组中的氦气经减压器减压后分成 2路，分别进入氧化剂箱和燃料箱增压。当经减压器的增压气体流量不能满足贮箱预定的最低压力要求时，由副路增压管路断续地补充增压，达到预定值。副路增压设置在主电动气活门前面，增压管路直通氧化剂箱和燃料箱，分别由补压电动气活门控制。在主路增压过程中，当贮箱压力降低到一定值时，该贮箱压力信号器发出信号，打开该贮箱补压电动气活门，直接从气瓶供气补充增压，当贮箱压力升高到预定值时，贮箱压力信号器断开该箱补压电动气活门，停止补充增压，使贮箱压力保持在一定范围内。系统原理见图 5所示。2.1.3数字化控制系统CZ-4（A）火箭在我国最早使用数字式校正网络、数字调零和双向摇摆伺服结构。数字式姿控系统的技术优势在于控制指令通过更改箭载计算机的软件实现，避免发射任务变化对硬件的影响，降低成本和周期。同时，数字控制相较传统模拟式控制方式精度更高，抗干扰能力更强。研制解决了计算机数据采集、运算和实施控制的矛盾，解决了系统精度及数字式网络处理的抗干扰问题，深入论证了火箭起飞漂移问题，通过限制发射时地面风速（不大于 10 m/s）和设置计算机自动调零装置，在临射前消除发动机的虚假摆角，以减小火箭的起飞漂移量，解决了火箭起飞安全出塔问题。研制过程中，发现姿控系统在三级飞行末期，箱内推进剂晃动引起了火箭的刚体运动不稳定，主要由于三子级贮箱内的液体低频晃动与姿控系统刚体控制频率耦合引起。通过理论分析和缩比尺寸贮箱晃动试验确定了在氧化剂贮箱和燃料贮箱内分别增加十字形、米字形纵向隔板，提升液体晃动频率，消除频率耦合。从尾部观察三级双机伺服机构配置如图 6所示。2.2长四系列火箭 V2.0阶段根据发射资源一号卫星的要求，启动长征四号乙（代号为 CZ-4B）火箭研制。CZ-4B火箭研制过程中完成了大直径旋转分离整流罩、二级主发动机提高比冲、研制柱塞减压器构建二级减压系统动力系统提高可靠性、增设剩余推进剂排放系统、双星外过渡舱串联技术应用验证、星罩组合体整体垂直转运、碳纤维复材铝蜂窝夹层结构、大型部件自动焊、图 4CZ-4（A）火箭共底贮箱结构Fig.4Configuration of a coplanar tank of LM-4（A）third stage图 5CZ-4（A）火箭三级定压力增压方案原理Fig.5Schematic of fix pressure pressurized system of LM-4（A）third stage图 6从尾部观察三级双机伺服机构配置Fig.6Configuration of hydraulic servo mechanism for two engines of the third stage（bottom side view）4第 40 卷 2023 年第 s1 期汪轶俊，等：长征四号系列运载火箭技术发展综述基于 VXI体制的远距离一体化测发系统10的研制。研制剩余推进剂排放系统，消除了火箭末子级入轨后 解体的隐患，实现对标空间碎片减缓的国际标准。Z-4B 火箭 3350 整流罩分离试验现场如图 7 所示。通过各级安全余量优化、发动机比冲取值优化、发动机后效偏差改进等措施，以及各项技术改进和挖潜，CZ-4B 火箭实现 700 km 太阳同步轨道（Sun Synchronous Orbit，SSO）轨道运载能力 2.5 t，满足了资源一号、资源二号等各型近地轨道卫星发射需求。随着遥感卫星的功能、寿命等要求不断提高，需要运载能力更强、包络尺寸更大、任务适应性更强的运载火箭，据此启动了长征四号乙改进型火箭的研制工作，研制了 3 800直径整流罩，采取了包括三级发动机的二次起动技术等 161项技术状态更改10。三级发动机采用两次启动状态的 YF-40A 发动机；根据三级二次起动推进剂管理要求，对氧燃贮箱增加了防晃环和“米”字隔板进行推进剂晃动抑制，设置贮箱增压扩散器，对姿控发动机增设 25 L贮箱，与原贮箱采用并联工作模式，以满足滑行段姿控和推进剂沉底控制力要求。CZ-4C 火箭实现700 km SSO 运载能力 3 t，满足了遥感一号、风云三号等中大型近地轨道卫星发射需求。2.2.1国内首次实现常规推进剂主发动机高空二次起动火箭末级多次工作是提高运载火箭运载能力有效途径，即在火箭末级飞行过程中增加无动力滑行段，依靠地球引力改变运行方向，并通过再次点火飞行，将卫星送入预定轨道，从而节省用于改变运行方向所消耗的推进剂，提高长四火箭对轨道高度 600 km 及 以 上 的 近 地 轨 道 运 载 能 力 20%100%。CZ-4B/4C 运载火箭太阳同步轨道运载能力如图 8所示。CZ-4C 火箭二次起动 YF-40A 发动机研制过程中，采用了理论分析和试验验证相结合的方法，针对涡轮泵半系统试车和整机试车中所暴露的问题，涉及高温、高压，或者低温、真空等极端条件下的化学反应和传热、传质过程，研制重点解决了发动机热泵起动、管路推进剂冻结等工程问题。YF-40A 发动机二次起动研制过程中，通过燃料泵一侧增加油气源组件的涡轮泵动密封改进；解决了 YF-40 发动机涡轮泵动静密封结构可靠性不高和二次启动漏火问题11-12，通过改进隔离球阀通径尺寸氧化剂隔离阀提高工作寿命和抗污染能力；通过研制低温性能更稳定的新型火药 GHQ-4 改善二次起动火药装药低温性能；针对“热泵起动”问题，设置副系统吹除系统避免残余推进剂引起的异常烧蚀，设置推进剂排放系统将充填过程中在泵腔内产生的推进剂蒸汽排出发动机，并对泵实施冷却，设置排空系统限制发动机内腔残余推进剂的排空速度，防止滑行期间发动机内腔残余推进剂不会冻结，并尽可能多地带走热量，相应调整了发动机一次关机和二次启动、关机工作程序。YF-40 发动机外形如图 9所示。2.2.2微重力浅箱推进剂管理技术三级发动机在 2 次工作状态时，在发动机滑行期间的微重力环境下，需克服各类干扰因素使贮箱内推进剂保持沉底，并防止发动机管路的推进剂出现夹气。主要措施包括：减小箭体的姿态干扰，抑制滑行段推进剂晃动幅度；设置合理的增压扩散器图 7CZ-4B火箭 3350整流罩分离试验Fig.73350 Fairing separation test of LM-4B图 8CZ-4B/4C运载火箭太阳同步轨道运载能力Fig.8Capacity of LM-4B/4C sun synchronous orbit5第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）防止推进剂飞溅进入贮箱内顶部的增压溢出管，确保发动机工作期间贮箱正常增压1，13-14。推进剂管理对末级发动机 2次点火可靠性至关重要，针对 CZ-4C 火箭三级共底贮箱浅箱、液少等特点，充分利用当时的试验条件，完成原理性试验、贮箱内推进剂运动特性分析和多种推进剂管理方案的比较，建立了持续正推沉底管理+固体正推重定位的高可靠推进剂管理方案。推进剂管理贮箱情况对比见表 2，试验情况如图 10所示。2.2.3国内首次实现火箭一体化测试发射控制在长四火箭开发过程中研制了一体化测试发射控制系统，使得火箭测发模式在可靠性、自动化和通用性等方面更进一步。该测发控系统改变了原 CAMAC 系统近距离测发模式，充分采用可编程逻辑控制技术、VXI总线测试技术、光通讯技术、网络通讯技术等先进技术。可完成火箭测试、控制、测发系统内的信息传输、远距离测试发射的信息传输、自动判读比对、数据回放检索和应急控制等功能15。长四火箭首次应用的一体化测试发射控制系统的创造了更为高效的发射场火箭测发模式，使我国长征系列运载火箭达到与美国等航天技术强国相同的技术水平，标志着中国运载火箭测试发射技术的飞跃。2.3长四系列火箭 V3.0阶段长征四号火箭以性能优、成本低、可靠性高和任务适应性强为目标，持续改进创新，完成了包括电气系统冗余消单点、高空风减载设计、三级数字增压、贮箱搅拌摩擦焊工艺等系统设计、工艺、技术改进，具备了多窗口、窄宽度、高精度 LTO 轨道发射能力16，支撑了我国风云、资源、高分、海洋、嫦娥四号中继星等近地轨道重大卫星工程建设，并在火箭子级落区控制、多星发射、末级留轨应用和动力故障诊断与飞行任务重构技术方面不断探索创新，使得长四火箭 3.0具备了多样化任务的拓展能力。图图 9YF-40发动机外形Fig.9Propellant sway test during slide phrase of LM-4C表 2推进剂管理贮箱参数对比Tab.2Comparison of tank parameters of propellant sway restrain参数贮箱高度/直径液位深度（第二次点火）液深比(深度/直径)氧化剂箱/m燃料箱/m氧化剂箱/m燃料箱/m氧化剂箱燃料箱CZ4B0.600.630.3100.5900.1070.196CZ31.192.850.8822.7030.3921.200AC80.712.072.0130.670图 10CZ-4C火箭落塔试验及推进剂晃动模拟试验Fig.10Propellant sway test of LM-4C slide phrase of falling simulation6第 40 卷 2023 年第 s1 期汪轶俊，等：长征四号系列运载火箭技术发展综述11 为 CZ-4C 火箭在西昌发射场发射“鹊桥”嫦娥四号中继卫星。2.3.1电气系统冗余设计长征四号系列火箭电气系统由控制系统、遥测系统、外安系统组成。控制系统发展过程经历了单平台、平台+激光惯性主从冗余诊断、箭载计算机三 CPU 冗余、双八表捷联惯性主从冗余诊断，到控制单十表捷联惯性诊断17的统一配置状态；以十表光纤惯组表头级冗余、箭载计算机三冗余、全自主时序控制器、冗余功放和冗余伺服机构 5 个单机冗余为基础，运用系统级冗余技术实现系统可靠性增长。十表光纤惯组冗余和速率陀螺冗余管理由箭机飞行软件实现，箭机 3 CPU 信息交互和冗余三机同步时钟、三冗余伺服子系统、三冗余时序子系统靠硬件冗余实现。遥测系统采用 S波段可编程遥测传输设备，全数字编码调制体制（PCM-FM），高码率 5 M 采编系统，配套 2 M 中继终端及图像测量系统。外安系统连续波应答机、脉冲应答机与地面测控系统配合提供火箭外弹道测量结果，多星座导航接收机接收北斗、GPS 以及俄罗斯卫星导航系统格洛纳斯（Glonass）三系统导航卫星信号，择优选择定位结果信息发送至控制系统参与组合导航，提供火箭的飞行参数。系统供电均采用锂电池，实现装箭运输和在线充电。十表光纤惯组是在八表光纤惯组的基础上增加了一个陀螺和一个加表两个斜置的表头，对光纤陀螺仪的精度进行了提高，并对惯组结构和全冗余电路进行了优化设计，优化靶场流程、减少一体化支架瞄准工作量、减少系统导航方程数量，提高可靠性和任务适应性。十表光纤惯组构成单表级冗余惯性测量系统，采用“增量一致性判别+全量一致性判别+常零判别+野值判别”方案，故障判别采用故障数累加方式，故障达一定数量后认为表头故障将表头信息切掉，进入降表模式，故障表头信息不再进入诊断流程。任意 4个表（陀螺或加表）输出具有一致性，通过一致性判别可实现 1 度故障的隔离。长四火箭电气系统冗余改进状态实现了技术状态统一，减少了 I、II类故障单机 6台，消除器件级单点 525 个，提高系统设计效率 50%以上。提升了控制系统设计可靠性，已经过了 10余发火箭飞行试验 考 核。单 十 表 惯 组 结 构 布 局 和 构 型 如 图 12所示。图 11CZ-4C 火箭在西昌发射场发射“鹊桥”嫦娥四号中继卫星Fig.11 QueQiao relay satellite of ChangE 4 launched by LM-4C at Xichang Launch Center图 12单十表惯组结构布局和构型Fig.12Structure layout and configuration of the single-ten-meter strap-down inertial unit7第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）2.3.2去任务化研制流程优化长四火箭根据不同任务载荷要求研制开发了 9种主要任务构型，见图 13。为适应大型星座任务高密度发射和适应任务临时调整的常态化需求，制定长四火箭去任务化技术方案，开展总体、动力学、GNC等系统的任务自适应技术研究，实现了载荷设计去任务化；通用的环境条件统一化技术、星箭接口通用化、标准化技术研究；动力、遥测、外安等分系统技术状态的固化与统一。针对同一产品应用于不同型号、不同构型，因要求不同而引起的多种状态的情况，通过包络性设计，合并和统一产品状态。其中与星箭接口不相关的产品均可以通过统一状态，增强产品研制生产和配套的灵活性。与星箭接口相关的紧耦合产品，可通过货架式设计，形成不同规格的通用产品，包括卫星整流罩、包带适配器、支承舱、三级过渡段等。根据具体任务可进行选配，并缩短配套周期至 4 个月以内5。实施通用化分系统测试和专用全箭集成测试的组合测试方案。采用通用的测试软件开展分系统测试，统一测试流程和测试内容，与具体任务脱钩，进入批量化、等强度高效研制测试模式。在任务明确后，全箭集成测试阶段完成与任务关联的测试验证。通过运载火箭“去任务化”研究，达到全箭技术状态最大化统一、实现组批投产的目标18。长四火箭“去任务化”研制流程如图 14 所示。单发火箭完成总装后，火箭可在出厂前 4个月调整发射任务，以满足卫星快速组网应急发射需求和航天运输装备化需求。去任务化研制能力提升主要包括：实现整箭级去任务化，研制技术流程适应去任务化状态，星箭接口要求不与火箭研制强关联，卫星明确对火箭接口要求最晚可至出厂前 4 个月；硬件、软件产品统型，各系统产品通用化率由约 80%提升至 95%；实现同一构型运载火箭设计状态统一、环境条件统一、测试验收统一、运载火箭与大系统接口统一。2.3.3运载能力提升长四火箭作为我国 SSO 中型载荷的发射的主力，对预计后续任务进行统计发现占总量的 12%的任务突破了原能力范围4。在现有型号状态的基础上通过改进以提高运载能力，是较为可行的措施。主要措施包括：1）减轻火箭结构质量，优化推进剂用量。结构质量控制方面主要针对三级结构开展机铣工艺代替化铣工艺，提高产品加工精度，控制产品重量，圆角半径可以从目前化铣工艺下的 79 mm 减小 3 mm，实现减轻重量 710 kg，另外考虑采用钛合金连接件、复材结构支承舱等，可进一步降低结构重量、提升运载能力。统计历发飞行子样推进剂剩余量，二子级推进剂剩余量相比设计值往往偏大，综合历发飞行情况，优化一级耗关因子和二级混合比偏差，二级安全余量可减少 362 kg，经仿真结果，对于 600 km SSO 任务，可提高运载能力 30 kg。2）提高发动机性能。将现有三级发动机喷管改为面积比 70 的喷管延伸段，经试车验证，对应的燃烧室真空比冲增加约 3.5 s，发动机真空比冲增加约 3.4 s。根据弹道仿真结果，对于 600 km SSO 任务，可提高运载能力 50 kg。图 13长四火箭主要任务构型Fig.13Mission configuration of LM-4图 14长四火箭“去任务化”研制流程Fig.14Flow chart of LM-4 generalization manufacture model8第 40 卷 2023 年第 s1 期汪轶俊，等：长征四号系列运载火箭技术发展综述3）减小飞行过程速度损失。针对不同轨道高度对于三级滑行时间进行优化比选，对长四火箭早期设置的 550 s滑行时间适应性延长，经分析，针对不同高度轨道可提升 2040 kg的运载能力。4）优化气动外形。对比双锥型整流罩和冯卡门曲线整流罩外形，根据气动原理，在相同头锥高度条件下，冯卡门流线型整流罩阻力最小，仿真对比相同马赫数下冯卡门整流罩阻力系数下降约20%。因此，新研制整流罩均采用冯卡门曲线外形，相比相同直径双锥段整流罩外协提升运载能力约 25 kg。图 15 为攻角 8、马赫数 1.2 时长四火箭流场压力云图。通过选用上述措施，可实现长四系列火箭运载能力在原有基础上提升 5%10%。2.3.4任务能力拓展1）栅格舵落区控制技术针对我国运载火箭在内陆发射场降落区人员和设施设备安全性的要求，2018年长四型号率先启动一子级栅格舵落区安全控制技术研究19。一子级继续惯性飞行，一子级箭体设置栅格舵状态进入自稳定阶段；随着高度不断下降，箭体姿态趋于稳定，通过导航制导控制系统导引，实现一子级向目标落区飞行及定点着陆。栅格舵落区控制系统在长四火箭上已完成2次飞行试验，系统工作正常，落区 没有超出栅格舵落区划定的范围，达到了使得一子级 落区缩小85%的设计目标。长四火箭一子级栅格舵 落区控制系统原理及落区控制目标如如 16 所示。图 15攻角 8马赫数 1.2时流场压力云图Fig.15Cloud chart of flow field pressure by 8 angle of attack and 1.2 Mach图 16长四火箭一子级栅格舵落区控制系统原理及落区控制目标Fig.16Configuration and location of LM-4 1st stage grid fin control system9第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）2）末级留轨应用技术火箭末子级随任务载荷一同进入目标轨道，经过安全性离轨操作后仍有一定的在轨滞留时间20，可作为留轨试验的平台开展工程应用，具有低成本和大承载的优势。长四火箭完成 3次末子级留轨应用平台的搭载飞行试验。完成了 10 余款自主新品宇航元器件和 1 100 km 轨道空间环境探测，为自主研制的新品宇航元件的型号应用奠定了技术基础。运载火箭末子级留轨应用系统由留轨应用平台 和应用试验载荷 2部分组成。末子级留轨应用系统 采用载荷平台一体化设计。末子级留轨应用系统从 运载火箭发射-2.5 h上电开始，至末子级留轨应用平 台长期留轨飞行。末子级留轨应用系统攻克的主要 创新性技术包括：火箭末级精准钝化技术、低开销长 期在轨姿控技术、高密集成综合电子技术。验证了末级留轨排得稳、控得住、能连通和易获取的任务既定目标。长四火箭末子级留轨试验系统剖面如图16所示。3）动力故障诊断与在线重构技术运载火箭动力系统故障情况下降级完成任务能力是未来火箭智能化主要体现21。长四型号开展了三子级动力故障诊断和在线重构技术研究和应用验证，在动力系统非致命性故障情况下，通过在线故障检测、剩余推进能力在线估计、在线任务重构、在线控制重构等先进技术手段22-23，长四型号可继续完成飞行任务或重构完成任务的能力。末级动力故障诊断和轨迹重构仿真如图 18所示。研究解决的创新性技术包括：提出基于贝叶斯概率故障匹配的多元参数故障辨识方法，实现了火箭发动机高效、实时故障诊断，可对 90 种典型动力故障的快速诊断。建立基于伪谱离散和凸优化的弹道-轨道联合在线重构方法，设计了终端松弛-惩罚形式的高效序列迭代算法，具有高求解效率、高求解精度和强鲁棒性的特点，实现了非致命故障情况下覆盖多任务轨道的飞行轨迹的重构。开发了故障诊断、液位测量解算及飞行重构的嵌入式实时操作系统，完成了在长四火箭的飞行试验，验证了动力故障诊断与轨迹在线重构技术工程应用的可行性。3结束语 长征四号运载火箭是上海航天运载人奋斗与智慧的“结晶”，长征四号系列运载火箭服役 35载以来，通过不断技术创新和逐步拓展改进，创造了年发射图 17长四火箭末子级留轨试验系统剖面Fig.17Profile of LM-4 3rd stage in the orbit test system图 18末级动力故障诊断和轨迹重构仿真Fig.18Simulation chart of last stage engine diagnosis and trajectory reconfiguration10第 40 卷 2023 年第 s1 期汪轶俊，等：长征四号系列运载火箭技术发展综述量 14 发连续成功的佳绩，履行了长征系列火箭 200发、400发的任务，助推了航天梦、中国梦的建设，为风云为代表的众多卫星工程建设贡献了卓越力量。即将步入第 2 个 100 发的 3.0 版本长四火箭，将提供更加经济、可靠、安全、高效的发射服务，全力支撑我国近地卫星、星座组网发射和小卫星深空探测等航天事业的高速发展。参考文献1 李相荣，汪轶俊.长征四号丙运载火箭 J.中国航天，2008，（9）：3-7.2 苏世堃.长征四号运载火箭的主要特点 J.中国航天，1991，（11）：3-7.3 陈振知，吴佳林，古艳峰，等.长征四号乙/丙运载火箭多 星 发 射 技 术 现 状 与 展 望J上 海 航 天 2013，（5）：43-47.4 王玮.现役运载火箭运载能力提升措施研究 J.上海航天，2020，37（S2）：59-64.5 史会涛.长征四号乙系列运载火箭去任务化模式的探索与实践 J.上海航天，2020，37（S2）：44-48.6 徐信华，邵载民，陈百初，等.长征四号运载火箭制导、姿控和轨道测量系统 J.宇航学报，1989，10（4）：3-9.7 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